(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202111498256.6 (22)申请日 2021.12.09 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 113886978 A (43)申请公布日 2022.01.04 (73)专利权人 中国空气动力研究与发展中心计 算空气动力研究所 地址 621052 四川省绵阳市涪城区二环路 南段6号 (72)发明人 刘深深　陈坚强　杨强　陈兵　 韩青华　袁先旭　王安龄　杜雁霞　 朱言旦　罗磊　 (74)专利代理 机构 成都九鼎天元知识产权代理 有限公司 51214 代理人 孙杰 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01)G06F 30/28(2020.01) G06F 111/04(2020.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 113/28(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (56)对比文件 WO 20140718 84 A1,2014.0 5.15 CN 111230068 A,2020.0 6.05 CN 113139243 A,2021.07.20 CN 111868606 A,2020.10.3 0 CN 107180134 A,2017.09.19 CN 113239473 A,2021.08.10 李永红等.曲面形栅格翼气动特性研究. 《空 气动力学 学报》 .2016,第34卷(第04期), 冯毅等.一种可重复使用天地往返升力体飞 行器概念及其气动布局优化设计 研究. 《空气动 力学学报》 .2017,第3 5卷(第04期), 审查员 张玮 (54)发明名称 一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方 法及外形 (57)摘要 本发明公开了一种面对称凹曲面标模气动 布局的设计方法及外形， 包括步骤： S1， 设计飞行 器头部区域轮廓线； S2， 设计飞行器表面平板区 域轮廓线； S3， 设计飞行器凹曲面结构； S4， 将步 骤S3设计的凹曲面结构进行曲面导圆角处理， 得 到飞行器结构外形； 本发明提供了一种新的具备 面对称凹曲面特征的飞行试验标模气动布局设 计方法及基于该气动布局设计方法生成的外形， 可以为边界层转捩研究提供一种可选的标模方 案。 权利要求书1页 说明书5页 附图5页 CN 113886978 B 2022.02.15 CN 113886978 B 1.一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法， 其特 征在于， 包括 步骤： S1， 设计飞行器头 部区域轮廓线； 在步骤S1中， 包括子步骤： 给定飞行器设计的头部半径 ， 头部球面切角 约束条件， 生成飞行器的头部， 该头部为球体的一部分， 生成完整的头部半径 的球体后保留切角 所约束的部分球面， 其中该球面与zx平面相交的点标记为 ， 与xy平面相交的点标记为 ； S2， 设计飞行器表面平板区域轮廓线； 在步骤S2中， 包括子步骤： 根据飞行器设计的长度 和底部半高度 约束确定底部截 面与zx平面上交点的位置C点坐标为 ； 以点C为对称中心， 根据飞行 器平板宽度 约束， 分别生成 长度的线段 和线段 ； 点 为圆弧 上的一点， 且 ， 其中点 和点 关于线段 对称； 用线段连接点 和 ， 得到线段 ， 同理可得线段 ； 由线段 、 、 和 ， 以及圆弧 和圆弧 ， 生成飞行器 表面平板区域； S3， 设计飞行器凹曲面结构； 在步骤S3中， 包括子步骤： 首先设计底部截面 处的凹曲面曲线， 底部截面曲线分别关于y轴、 z轴对称， 故仅 需设计四分之一底部截面曲线即轮廓 ； 再 由 步 骤 S 2 知 D 点 坐 标 为 ，给 定 点 坐 标 为 ， 其中 是飞行器的宽度， 是半径为 的圆弧， 且圆心位于 圆弧上方， 生成该圆弧； 然后连接线段 ， 由步骤S2可 得线段 ； 然后由圆弧 、 线段 、 圆弧 和线段 ， 从头部球面出发采用曲面多截面曲 面方式生成凹曲面结构； 然后通过左右对称得到对称部分的凹曲面结构， 至此， 飞行器上部截面设计完成； 最后通过 上下对称， 完成飞行器所有截面设计； S4， 将步骤S3设计的凹曲面结构进行曲面 导圆角处 理， 得到飞行器结构外形。 2.根据权利要求1所述的一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法， 其特征在于， 在 步骤S4中， 包括子 步骤： 选择曲面线段 为要圆角化的对象进行倒圆角处理， 倒圆角半径 为 ， 以相切模式进行倒圆； 选择曲面线 为要圆角化的对象进行倒圆角处理， 倒圆角 半径为 ， 以相切模式进行倒圆； 依次完成步骤S3所得曲面的倒圆角处理， 最后得到完整 的飞行器结构外形。 3.一种飞行器外形， 其特 征在于， 采用如权利要求1~2任一所述设计方法生成。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 113886978 B 2一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方 法及外形 技术领域 [0001]本发明涉及飞行器的气动布局 设计领域， 更为具体的， 涉及一种面对称凹曲面标 模气动布局的设计方法及外形。 背景技术 [0002]边界层转捩研究是流体力学悬而未决的世界难题， 对高超声速边界层 转捩问题开 展研究， 提高对边界层转捩的机理认识水平及转捩预示能力技术， 对于高超声速飞行器的 气动性能、 推进系统燃烧效率的提升以及防热系统的精细化设计等至关重要。 [0003]边界层转捩研究手段包括风洞实验、 数值分析以及模型飞行试验。 目前， 还没有一 座风洞可以完全复现飞行工况， 导致风洞转捩数据如何外推到飞行数据成为一个棘手的问 题， 由于飞行来流噪声条件未知， 数值模拟仍无法完全模拟真实飞行条件下 的边界层转捩 情况。 因此在现有的研究水平下仅依靠风洞实验和数值计算尚不能全面地揭示真实飞行器 表面边界层转捩机理， 利用飞行试验开展飞行器在真实飞行条件和背 景扰动下的转捩研究 十分必要。 飞行试验中的标准模型作为背景飞行器典型特征 的抽取， 直接决定了试验能否 获取转捩问题的相关现象、 机理、 规律和认知及达到预期的研究目标， 是一切转捩飞行试验 的研究基点。 [0004]而用于转捩研究的飞行器标模设计有其自身的诸多限制和需求： 首先飞行器需要 具备典型 的高超声速飞行器特征， 并且具备较为明显的转捩现象， 以求在飞行试验中能够 测量到相应的转捩现象， 飞行器的构型还要尽可能简单， 以有利于和数值试验以及风洞试 验的大规模范围的数据对比； 其次飞行器需要具备较好的对称性， 以有利于飞行试验中的 同种飞行条件下 的数据结果对比和校验； 同时对于转捩研究而言， 由于飞行器流动的复杂 性为了获取干净 的气动数据， 各个转捩测量研究区域最好比较独立， 不同区域间的流动干 扰影响较小， 这样才能有利于对转捩机理的研究和分析。 发明内容 [0005]本发明的目的在于克服现有技术的不足， 提供一种面对称凹曲面标模气动布局的 设计方法及外形， 满足背景中提出 的边界层转捩研究的设计需求， 还提供一种新的具备面 对称凹曲面特征的飞行试验标模气动布局设计方法及基于该气动布局设计方法生成的外 形， 可以为 边界层转捩研究提供一种可选的标模方案等。 [0006]本发明的目的是通过以下 方案实现的： [0007]一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法， 包括 步骤： [0008]S1， 设计飞行器头 部区域轮廓线； [0009]S2， 设计飞行器表面平板区域轮廓线； [0010]S3， 设计飞行器凹曲面结构； [0011]S4， 将步骤S3设计的凹曲面结构进行曲面 导圆角处 理， 得到飞行器结构外形。 [0012]进一步地， 在步骤S 1中， 包括子步骤： 给定飞行器设计的头部半径 ， 头部球面切说　明　书 1/5 页 3 CN 113886978 B 3